Die Vega als Träger für GEO-Nutzlasten

Wir haben in der Raumfahrt ja zwei gegenläufige Trends. Zum einen gibt es seit einigen Jahren die ersten „All Electric“ Satelliten, zum anderen werden gerade Träger entwickelt mit immer größeren Nutzlasten, nachdem man die letzten 25 Jahren mit 25 t Maximalnutzlast (Delta 4H, Titan 4B, Ariane 5E, Proton) auskam, werden nun größere Träger entwickelt. Die Falcon Heavy gibt es schon, die Vulcan soll bis 35 t erreichen, die OmegA liegt in derselben Größenordnung (keine LEO Nutzlast veröffentlicht) und die New Glenn wird 45 t erreichen. Es scheint aber, dass es eher den Bedarf an großen Trägern zu geben scheint, denn den ersten „All Electric“ Satelliten sind seitdem keine weiteren nachgefolgt und SpaceX entwickelt nun ja das Starship mit 100 t LEO Nutzlast.

Wie üblich hat man ein typisches Henne-Ei Problem. Wenn es keine preiswerte Startmöglichkeit für diese „All Electric“ Satelliten gibt, kann man genauso gut die normale Bauweise mit chemischen Treibstoff nehmen, denn als Nachteil benötigt jeder Ionenantrieb viel Zeit um die Endbahn zu erreichen, und in der Zeit bringt er kein Geld ein – das kann bei einem großen Kommunikationssatelliten schon 2-3 Millionen Dollar pro Monat an Verdienstausfall sein. Und alle Träger sind eben derzeit für große Satelliten ausgerichtet und selbst für Doppelstarts die ja nur Arianespace anbietet sind die Satelliten zu leicht. Bezahlt man für den Start eines 2 t schweren Satelliten baer genauso viel wie für einen 6 t schweren, so braucht man keinen Ionenantrieb.

Bei den derzeitigen „All Electric“ Satelliten ersetzt der Ionenantrieb aber nur den Apogäumsantrieb. Nach wie vor wird der Satellit aber in einer GTO-Bahn ausgesetzt. So nutzt man die Fähigkeiten nur zum Teil. Das dV von einem LEO in einen GTO entspricht etwa 2500 m/s, das von einem GTO in den GEO je nach Bahnneigung (CSG / CCAF) 1500 bzw. 1800 m/s. Das heißt, wenn man vom LEO aus startet, kann man noch wesentlich besser den Ionenantrieb ausnutzen. Typisch entspricht die Nutzlast in einen GTO 40 bis 50 % der LEO Nutzlast, vom GTO, in den GEO verliert, man weitere 40 % Nutzlast und das Antriebssystem mit Druckgastanks wiegt ja auch noch was. Rechnet man das auch noch aus der Masse in den GEO ab, so gelangt nur 20 bis 25 % der Masse vom LEO als reiner Satellit in den GEO. Ionentriebwerke benötigen zwar auch Treibstoff, Druckgastanks, Triebwerke und vor allem eine Stromversorgung, aber hier sind problemlos 50 % Nutzlast möglich, wenn man viel Zeit hat, auch mehr. Man kann also die Masse verdoppeln und hat immer noch im Orbit ein Antriebssystem für weitere nun kleinere Bahnkorrekturen.

Eine Vega wird sicher nicht die großen Kommunikationssatelliten ersetzen können – das Groß wiegt zwischen 4,5 und 6 t, im GTO und unter Abzug des Systems für den chemischen Treibstoff also 2,2 bis 3 t. Dazu ist ihre Nutzlast zu klein. Doch mit Sicherheit hat sie die Nutzlast, um einen der derzeit entwickelten Small Geo Satelliten (mit 2.500 kg Startmasse immer noch so schwer wie vor 30 Jahren die größten Kommunikationssatelliten) zu transportieren, vielleicht auch einen der unteren Mittelklasse von 3 bis 4 t Startmasse.

Ich will zwei Fälle untersuchen: zuerst das Naheliegende – ein im Satelliten integrierter Antrieb. Die Vega transportiert diesen Satelliten dann nur in eine gering geneigte etwas höhere LEO-Bahn und er spiralt sich selbst dann hoch. Der grundlegende Vorteil dieser Lösung ist, dass jeder Satellit sowieso eine Stromversorgung benötigt und wenn er im GEO angekommen ist, benötigt er weitere Korrekturkapazität, da verschiedene Gravitationseinflüsse durch Mond und Sonne aber auch die nicht ganz gleichförmige Massenverteilung der Erde ihn von seiner Position wegziehen. Diese müssen durch kleine Schubimpulse wieder ausgeglichen werden und das kostet Treibstoff und begrenzt die Lebensdauer eines Satelliten. Die Stromversorgung des Ionenantriebs kann dafür genutzt werden, um Strom für die Bordsysteme zu liefern und diese Korrekturen durchzuführen. Der Antrieb für den LEO → Transfer muss dazu nur um einige kleinere Triebwerke ergänzt werden, da dann kein so hoher Schub mehr benötigt wird, Lageränderung aber nicht nur in der Hauptachse nötig sind.

Fall zwei wäre ein Satellit und eine Antriebsstufe die Ionenantriebe nutzt. Sie koppelt im GEO angekommen ab. Sinnvollerweise wird man diese mehrfach verwenden, um die Kosten wieder hereinzuspielen. Eine separate Antriebsstufe hätte den Vorteil das der Satellit „normal“ sein könnte, man nur den Großteil des Treibstoffs weglässt. Er wäre damit auch von anderen Trägern startbar. Dafür ist die Lösung teurer, weil ich eine eigene Stufe habe, daher auch die Überlegung sie erneut zu verwenden.

Basisparameter

Ich habe mit den mir zur Verfügung stehenden Daten die Nutzlast einer Vega E (mit P120C und Z40 Stufe) für einen 500 km hohen Orbit bei Flugazimut 90 Grad (Bahnneigung etwa 5 Grad) berechnet und komme auf 3.900 kg. Die Vega lag für denselben Orbit bei rund 2.400 kg und die Versprechung der ESA sind 50 % mehr Nutzlast, das ist also stimmig. Ich gehe im Folgenden von 3.500 kg aus, um einen kleinen Puffer für eine zu optimistische Berechnung zu haben.

Bei einem Ionenantrieb sind die wesentlichen Designparameter wie benötigte Leistung (diktiert Größe und Masse der Solarpaneele), benötigte Zeit um eine gegebene Geschwindigkeitsänderung durchzuführen und spezifischer Impuls (legt Treibstoff- und Tankmasse fest) miteinander verbunden, sodass man Vorgaben für mehrere Parameter machen muss, um die anderen zu bestimmen. Ich habe die Gesamtmasse von Stromversorgung und Treibstoff festgelegt zu 1.250 kg und dann für verschiedene Betriebszeiten (die Reisedauer ist länger, da dazu noch Zeiten im Erdschatten hinzukommen) den optimalen spezifischen Impuls errechnet:

Betriebsdauer	Opt. spez Impuls	Nutzlast
90	24.300 m/s	1.971 kg
120	28.600	2.200 kg
150	32.400	2.335 kg
180	35,800	2.495 kg
210	38.900	2.555 kg
240	41.800	2.626 kg

Wie man sieht, wird die zusätzliche Nutzlast bei steigender Reisedauer immer kleiner. Berücksichtigt man die spezifischen Impulse von existierenden Triebwerken, so bietet sich eine Reisedauer von 150 Tagen beim Einsatz eines RI-2X und 210 Tagen beim Einsatz eines T-7 ein. Ich bin im Folgenden vom RIT-2X mit 0,15 N Schub ausgegangen. Von diesem benötigt man 9 Stück für den Transfer. Die maximale Geschwindigkeitsänderung soll 5.000 m/s betragen. Maximal 4600 m/s werden für einen Transfer benötigt, der Rest ist für Drehungen und als nicht nutzbare Reserve vorgesehen. Dann sieht eine Architektur für einen integrierten Antrieb so aus:

System	Gewicht
Solargenerator mit 1kW Mehrleistung und 5 % Leistungsverlust (38 kW BOL)	475 kg
Treibstoff:	516 kg
Tanks:	78 kg
Ionentriebwerke mit Hochspannungswandlern:	159 kg
Brutto Nutzlast:	2.372 kg

Durch das Verwenden existierender Triebwerke (man kann ja nicht 9,374 Triebwerke einsetzen) ergeben sich leichte Abweichungen zum ersten Wert. Mit diesen Daten habe ich nun eine Simulation durchgeführt. Mit Zeiten im Erdschatten wird die Nutzlast den Orbit nach rund 164 Tagen erreicht haben, bei einem Gesamt dV von 4.553 m/s.

Beim Vergleich mit einem normal angetriebenen Satelliten bin ich von folgenden Daten des konventionellen Satelliten ausgegangen:

10 Jahre Betriebszeit, dV-Änderung während dieser Zeit chemisch 400 m/s, mit Ionenantrieb 800 m/s

benötigte elektrische Leistung BOL 10 kW. Der Ionenantrieb benötigt 5 weitere Triebwerke für die Lageregelung in den anderen Raumachsen.

System	Gewicht
Gewicht brutto	2.372 kg
Ionenantrieb: zusätzlicher Treibstoff	58 kg
Ionenantrieb: 5 weitere Triebwerke	88 kg
Mehrgewicht Tank	9 kg
Netto Nutzlast	2.217 kg

Dieselben Systeme benötigt auch der chemisch angetriebene Satellit, hier für ein dV um den Orbit zu erreichen von 1.500 m/s und einem spezifischen Impuls von 3.000 m/s für den Apogäumantrieb berechnet:

System	Gewicht
Gewicht netto	2.217 kg
Solargenerator 10 kW	125 kg
Tank:	404 kg
Treibstoff:	2.427 kg
Startgewicht:	5.173 kg

Die Vega E könnte also in unter 170 Tagen einen Satelliten in den GEO bringen, der einem über 5 t schweren chemischen Satelliten entspricht. Da nur 58 kg Treibstoff für 10 Jahre Betrieb benötigt werden und der Solargenerator um den Faktor 3 leistungsstärker als später benötigt ist, wäre es ohne Problem möglich eine viel längere Lebensdauer als 10 bis 15 Jahren, die heute üblich sind und von den Treibstoffvorräten begrenzt ist, zu erreichen. Die Lösung mit den im Satelliten integrierten Systemen wäre also attraktiv sowohl was Reisedauer wie auch Massebilanz und Einfluss auf die Betriebsdauer angeht.

Die Transferstufe

Die Transferstufe ist eine separate Stufe die einen normalen Satelliten in den GEO bringt, bei diesem wird nur ein Großteil des Treibstoffs weggelassen. Damit dieses Konzept überhaupt sinnvoll ist, muss die Stufe mehrmals verwendet werden, denn so spart man sich ab dem zweiten Transport die Stufe und ersetzt nur den verbrauchten Treibstoff. Sie ist allerdings dadurch auch komplexer, benötigt z.B. einen Kopplungsadapter mit durchgezogenen Druckgasleistungen zum Transfer des Treibstoffs (das ist das Druckgas Xenon oder Krypton) und Sensoren, mit denen sie autonom ankoppeln kann. Der Satellit wäre idealerweise dann auch mit einem Ionenantrieb ausgestattet, da bei einem Druckgas man nie den einen Tank vollständig leeren kann, wenn sich im anderen Tank durch den Transfer ein Gegendruck aufbaut. Man kann aber durch die Wahl der Tankabmessungen das Gleichgewicht so einstellen, dass der verbleibende Treibstoff für die Lageregelung über die Sollbetriebszeit auf Satellitenseite und der transferierte Treibstoff für die Impulsänderung der Stufe auf der anderen Seite reicht.

Ionentriebwerke kann man nicht ewig betrieben. Die meisten Typen haben eine Mindestbetriebsdauer von 10.000 Stunden bis 15.000 Stunden. Das sind 416 bzw. 625 Tage. Bei den obigen 164 Tagen für den Hinflug und (geschätzt) 80 Tagen für den Rückflug (kürzer, da der Satellit als Masse wegfällt) kann ein Satz Ionentriebwerke für zwei Flüge eingesetzt werden. Ich bin von zwei Sätzen ausgegangen, das lässt dann 4 Transfers zu.

Um Treibstoff zu sparen, da die Stufe ja auch noch den Rückflug absolvieren muss, habe ich diesmal das T-7 mit einem spezifischen Impuls von 4.000 s, aber leicht reduziertem Schub (220 anstatt 250 mN) eingesetzt. Davon benötigt man dann 6 Stück. Für die Stufe sieht die Massebilanz dann so aus:

System	Gewicht
Gewicht Brutto	3.500 kg
Solargenerator 40 kW	500 kg
Tank:	78 kg
Treibstoff:	520 kg
10 T-7 mit Spannungswandlern	260 kg
Strukturen und Kopplungsadapter	500 kg
Gesamtmasse stufe:	1.850 kg
Masse Satellit	1.650 kg

Der erste Satellit wird also sehr viel leichter sein. In 190 Tagen erreicht die Stufe den GEO und in 104 Tagen wieder den LEO. Sie verbraucht dafür 541 kg Treibstoff. Rechnet man mit 550 kg pro Transfer, so sieht beim nächsten Transfer die Massenbilanz so aus:

System	Gewicht
Gewicht brutto	3.500 kg
Tankmehrgewicht:	83 kg
Treibstoffmehrgewicht	550 kg
Masse Satellit	2.867 kg

Der Satellit kann also 2.867 kg wiegen, deutlich mehr als im ersten Transfer. Übertragen auf die gleichen Eckwerte wie oben ergibt sich folgende Bilanz:

System	Gesamtgewicht Ionenantrieb	Gesamtgewicht chemischer Treibstoff
Mehrleistung Solargenerator 5 kW	68 kg	–
Tank und Triebwerke	177 kg	445 kg
Treibstoff	43 kg	2.672 kg
Nettomasse Satellit	2.579 kg	2.579 kg
Bruttomasse Satellit	2.867 kg	5,696 kg

Dieser Satellit entspricht also einem fast 5,7 t schweren herkömmlichen Kommunikationssatelliten. Das ist dann schon ein mittelschwerer Satellit. Für vier Transfers errechnet sich so eine Gesamtmasse von 20,4 t, das sind immerhin zwei Ariane 5 oder 6 Starts. Beim anvisierten Startpreis von 32 bzw. 120 Millionen Euro für Vega E und Ariane 6 entspricht das Kosten von 128 zu 240 Millionen Euro. Die Vega-Lösung wäre also rund 112 Millionen Euro günstiger. Diese 112 Millionen Euro müssten zum einen die Kosten der Stufe wie auch den Verlust an Einnahmen – bei 20 Transpondern sind dies mindestens 16 Millionen Dollar in einem halben Jahr die der Transfer dauert, kompensieren. Die viermalige Verwendung ist ein unterer Schätzwert. Die RIT-2X sind für 20.000 Stunden qualifiziert, das entspricht bei zwei Sätzen acht Transfers. Man wird mit steigender Alterung der Solarzellen dann weniger Triebwerke gleichzeitig betrieben können, aber das macht die Lösung noch attraktiver, da der erste Satellit nur einem etwa 3,1 t schweren konventionellen Satelliten entspricht und die folgenden dann immer schweren Satelliten entsprechen und sich die Kosten der Stufe auf noch mehr Transfers umlegen. Bei acht Transfers reden wir schon von 43 t im konventionellen Fall, was vier Ariane 6 Starts entspricht und die sind um 224 Millionen Euro teurer.

… und ein normaler Commsat

Ich habe bisher mein Hauptaugenmerk darauf gerichtet, dass die Umsetzung zwar möglich ist – so wurden existierende Triebwerke genommen, die Größe der Solarrays auf 10 kW pro Flügel (aber vier Flügel) begrenzt. Doch was ist, wenn man einen normalen Kommunikationssatelliten nimmt, mit einer kleineren elektrischen Leistung, sagen wir mal 15 kW. Natürlich dauert es so länger. Mit vier T5 Triebwerken (je 3,3 kW Leistung) sieht die Massebilanz so aus:

System	Gewicht
Gewicht brutto	3.500 kg
Ionentriebwerke mit Spannungswandlern (T5 x 4)	67 kg
Solargenerator	Im Satellitengewicht enthalten
Treibstoff (nur dV Manöver)	410 kg
Treibstoff Bahnerhaltung	90 kg
Tanks	75 kg
Satellitenmasse:	2.826 kg
Chemisches Äquivalent	6.278 kg

Das entspricht dann schon fast den schwersten heutigen Satelliten. Es dauert dann allerdings sehr lange – ich errechne 1 Jahr 7 Monate, um von der 6500 km hohen LEO Bahn in den GEO zu kommen.